固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究

针对高超声速飞行器投放任务要求,开展了固体火箭助推段终端多约束能量管理制导研究。根据三级固体火箭第三级飞行特点,提出一种基于纵向、侧向联合设计制导方法。纵向在高度时间剖面内生成名义轨迹,并完成跟踪制导律设计,实现终端高度、当地弹道倾角和攻角约束。侧向采用两次反向的修正交变姿态控制能量管理(alternate attitude control energy management, AEM),并通过预测校正相关参数,提高速度控制精度,实现侧向位移收敛。仿真结果表明,本方法可实现不同终端约束制导任务需求,具有在线自适应能力。     

再入飞行器深度确定性策略梯度制导方法研究

为解决传统再入飞行器轨迹制导方法对强扰动条件适应性不足, 难以满足终端约束的问题, 在深度确定性策略梯度学习框架基础上, 通过对随机强扰动条件下的离线飞行轨迹进行网络训练, 寻找不同环境影响条件下的最优动作网络, 以用于在线干扰条件下的制导轨迹规划, 可通过对再入飞行攻角和倾侧角剖面的周期性预测, 满足再入飞行终端高度、航程和速度约束。仿真实验结果表明: 在满足终端高度约束的条件下, 最大终端剩余航程偏差小于500 m, 最大终端速度偏差小于35 m/s。本文所提制导方法较传统跟踪制导方法有较大的精度提升, 算法计算量小, 具有较好的工程应用前景。     

基于速度预测的防空导弹中制导末段协同弹道规划方法

针对防空导弹中制导末段协同探测时间、空间、速度和角度的一致性弹道规划问题，提出一种基于速度预测的协同弹道规划方法。考虑攻角、弹道、气动间的相互耦合和拦截弹被动减速特性，借助半解析预测方法精准预报速度变化，将需用过载转化为升力系数约束，减少需处理的约束数量；在此基础上，通过弹道整形变量将多弹协同规划问题转化为非线性优化问题，解析生成参考轨迹，预报需用/可用过载；综合改进粒子群优化算法，采用自适应惯性权重和无效粒子再利用策略，提高粒子利用率的同时提升种群脱离局部最优解的概率，克服飞行散布和弹道偏差，快速规划满足终端时、空、角一致性约束的中制导协同弹道。数学仿真验证了中制导末段多约束协同弹道规划算法的有效性。     

可重复使用运载器多约束鲁棒预测校正制导

针对可重复使用运载器(reusable launch vehicle, RLV)再入段常规约束、航路点约束、倾侧角速率约束和参数不确定问题, 提出一种多约束鲁棒预测校正制导方法。首先, 利用改进准平衡滑翔条件将常规约束转化为倾侧角幅值约束。其次, 提出基于二分法快速迭代确定倾侧角翻转位置的航路点制导律, 并将翻转速率约束转化为关于能量的约束, 引入预测校正的计算中。然后, 对于参数不确定鲁棒制导问题, 提出基于标称升阻比和能量剖面对迎角及横程误差走廊在线调整的策略。仿真实验表明, 在参数不确定情况下, RLV能够满足多约束条件和终端制导精度要求, 验证了方法的有效性和鲁棒性。     

多约束条件下非连续助推弹道方案设计与优化

研究了考虑动压、过载、控制量以及终端状态等多约束条件下的非连续助推弹道方案设计与优化问题。首先,结合最优控制理论,推导了脉冲作用期间的飞行程序;然后,在综合考虑弹道约束条件的基础上,合理设计非连续助推弹道方案;最后,针对经典粒子群算法收敛速度慢、易陷入局部最优解的缺点,采取了惯性权重自适应变化及扰动策略,以适应复杂弹道优化问题。仿真算例及结果表明,设计的非连续助推弹道方案能够满足各项约束,改进的粒子群算法能有效解决多约束下非连续助推弹道优化问题,优化方案的射程比原方案提高了6.69%,比连续助推弹道提高了14.09%,优势较明显。     

面向突防的多约束滑翔弹道优化设计

快速通过敌方雷达探测区域能够增加打击突然性,提高突防性能。如何在弹道设计中描述雷达探测问题是必须解决的问题。为此,在常见多约束条件下的弹道设计方法基础上,根据雷达方程,将辐射型禁飞区约束转化为沿弹道积分的威胁系数约束。基于威胁系数积分建立弹道优化性能指标函数,利用hp 自适应Radau伪谱法对此优化问题进行求解,得到了满足飞行过程约束且暴露于敌方雷达探测区域最小的飞行弹道,对比分析仿真结果,验证了模型和方法的正确性,达到了提高突防性能的目。     

RLV亚轨道再入段制导技术

重复使用运载器亚轨道再入段一般采用航天飞机应急返回发射场的飞行方案,分三个阶段：迎角恢复段、过载保持段和过渡段。该方案的难点是抑制动压,缺点是只有开环制导。分析了动压变化的影响因素,制订了抑制下沉率的制导策略,并给出迎角和过载指令的设计方法。其次分析初始状态偏差和气动升力/阻力系数偏差对动压的影响,提出了根据初始高度调整制导指令和根据下沉率进行过载指令补偿的闭环制导方案。仿真表明设计的轨迹能够满足飞行约束,闭环制导能有效减小最大动压偏差。     

重复使用运载器末端能量管理段轨迹线设计

为了研究重复使用运载器末端能量管理段的下滑轨迹线设计,给出了基于高度和动压的质点动力学的设计方法。首先,将基于时间历程的质点动力学方程转化为基于高度剖面的质点动力学方程,同时利用动压代替速度,使轨迹形状直接和动压约束相关。接着,利用基于动压和高度剖面的质点动力学方程,结合末端能量管理段制导与控制的特点,将不同的轨迹设计问题转化为不同的数学优化问题,并且给出了轨迹设计的数学方法和步骤,主要包括:最陡下滑、最大升阻比下滑和参考下滑轨迹剖面的设计。最后利用上述方法,针对所研究的重复使用运载器的对象特性,设计了具体的轨迹剖面和能量走廊。结果表明此方法具有较强的实用性和工程性。     

简易控制远程多管火箭密集度仿真

简易控制远程多管火箭密集度仿真是提高射击密集度和减少简易制导多管火箭试验用弹量的重要手段。从武器系统弹、炮、药、环境一体化的角度,对多管火箭飞行动力学和简易控制理论进行了深入的理论和试验研究。建立了简易控制火箭弹动力学模型和考虑简易控制的火箭弹道方程。应用发射动力学和多体系统传递矩阵法,编制了简易控制多管火箭随机发射与飞行动力学仿真软件,形成了简易控制多管火箭系统密集度仿真技术。实例对某远程简易制导多管火箭密集度进行了数值仿真,仿真结果得到了试验验证。     

基于能量和解析预测校正的滑翔制导

针对高超声速滑翔问题,提出了一种基于能量和解析预测校正的滑翔制导方法。所提方法分纵向制导和侧向制导两部分。在纵向,利用准平衡滑翔条件建立了待飞距离与能量、倾侧角之间的解析数学关系,实现了对待飞距离的解析预测,并结合校正算法在线确定倾侧角指令大小,以满足对待飞距离和能量的要求,同时为了实现准平衡滑翔和满足终端高度、速度约束,进一步提出了基于高度的攻角指令调节方法;在侧向,提出了一种基于横程和待飞距离的侧向运动边界,以确定倾侧角符号和控制终端侧向偏差。与传统数值预测校正制导方法相比,所提方法的计算量和耗时显著减小,并且具有较好的精度和适应性。     

终端和过载约束下的双圆弧制导律

为满足导弹打击目标的落角、时间与过载约束,设计了一种双圆弧轨迹和相应制导律。在初始速度方向角和终端落角的约束下,利用双圆弧的相切关系推导了双圆弧轨迹的解析形式及其可行解集。根据双圆弧轨迹结果由切点决定的特征,推导得出使轨迹满足过载约束、终端约束或能量最优的切点选择方法。之后利用圆弧几何特性和弹目相对运动关系,设计了不依赖弹目距离信息的双圆弧制导律。数值仿真结果表明,双圆弧制导律能够满足复杂约束,且与最优制导律相比,可获得能量最优性相当的结果。     

考虑一阶驾驶仪动力学的扩展弹道成型制导系统解析研究

构造了基于time-to-go的负n次幂函数的扩展目标函数,推广得到不考虑驾驶仪动力学的扩展弹道成型制导律。将一阶驾驶仪动力学引入到扩展弹道成型制导系统中,得到三阶线性时变齐次微分方程,利用幂级数解法,求解得到闭环制导系统的位置、速度、加速度解析表达式;根据终端时刻的位置和速度解析结果,得到由一阶驾驶仪动力学引起的脱靶量和终端角度误差解析表达式。利用伴随法对解析脱靶量和终端角度误差的解析结果进行了仿真验证。仿真和解析研究结果表明,当制导时间大于驾驶仪时间常数的15倍以上时,由初始方向误差和终端落角约束引起的脱靶量、终端角度误差都基本收敛到零。     

可重复使用运载器自动着陆分段制导策略

针对可重复使用运载器无动力自动着陆问题,提出一种非轨迹跟踪式的分段制导策略。首先根据能量管理段和自动着陆段交接班要求以及着陆末端约束条件,分别设计了纵向轨迹和侧向轨迹的分段方案,然后针对各阶段特点设计了分段制导律,最后为了保证全程动压满足约束条件,提出了阻力板控制策略。数学仿真表明,该制导策略能够有效地实现自动着陆,且各项指标均满足规定的约束条件,并且抗风干扰及抗拉偏能力强,便于工程实现。     

弹载SAR末制导段轨迹控制算法

针对机载合成孔径雷达(synthetic aperture radar, SAR)制导空地导弹的末制导过程,导弹的运动状态如何同时满足成像分辨率和脱靶量要求的问题,提出一种新的轨迹控制算法。通过分析SAR末制导过程,以及弹目空间几何与成像分辨率的关系,将成像分辨率要求转化为对导弹前置角的约束,将脱靶量要求转化为对导弹目标线角速度的约束。基于逆最优控制,建立含有待定系数的性能指标函数,并根据给定的系统动态性能指标确定该系数,从而得到具有时变权值系数的最优控制量,通过权值系数的调节作用以满足不同制导模式的指标要求。仿真实验证明了该算法的有效性。     

考虑自动驾驶仪动态特性与攻击角约束的模糊自适应动态面末制导律

在大口径舰炮制导炮弹打击近岸机动目标的末制导段,考虑自动驾驶仪二阶动态特性与攻击角约束,基于模糊自适应逼近与动态面控制提出一种末制导律。构建二维弹目相对运动模型,运用扩张状态观测器估计目标加速度。为零化视线角的跟踪误差与视线角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端动态面滑模,设计模糊自适应系统逼近变结构项,削弱自动驾驶仪的控制指令抖振。通过Lyapunov第二法证明了闭环系统中视线角的跟踪误差与视线角速率均一致最终有界。仿真实验表明:该制导律使制导炮弹在打击具有不同加速度形式的目标时,均具备较好的末制导性能。     

A trajectory shaping guidance law with field-of-view angle constraint and terminal limits

In this paper, a trajectory shaping guidance law, which considers constraints of field-of-view (FOV) angle, impact angle, and terminal lateral acceleration, is ...